Faixa de vôo do helicóptero Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo
Fórmula Usada
Gama de Aeronaves = 270*Peso do Combustível/Peso da aeronave *Coeficiente de elevação/Coeficiente de arrasto*Eficiência do rotor*(Coeficiente de perda de energia)/Consumo de combustível específico de energia
R = 270*GT/Wa *CL/CD*ηr*(ξ)/c
Esta fórmula usa 8 Variáveis
Variáveis Usadas
Gama de Aeronaves - (Medido em Metro) - O alcance da aeronave é definido como a distância total (medida em relação ao solo) percorrida pela aeronave em um tanque de combustível.
Peso do Combustível - (Medido em Quilograma) - Peso do Combustível é o peso do combustível presente na aeronave antes da decolagem.
Peso da aeronave - (Medido em Newton) - O peso da aeronave é o peso total da aeronave em qualquer momento durante o voo ou operação em solo.
Coeficiente de elevação - O Coeficiente de Elevação é um coeficiente adimensional que relaciona a sustentação gerada por um corpo de elevação com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluido e uma área de referência associada.
Coeficiente de arrasto - Coeficiente de arrasto é uma quantidade adimensional usada para quantificar o arrasto ou resistência de um objeto em um ambiente fluido, como ar ou água.
Eficiência do rotor - A eficiência do rotor é definida como a razão entre a saída e a entrada, eficiência do rotor do motor de indução trifásico.
Coeficiente de perda de energia - O coeficiente de perda de potência ocorre na transmissão de potência entre os rotores e os eixos devido ao resfriamento.
Consumo de combustível específico de energia - (Medido em Quilograma / segundo / Watt) - O consumo de combustível específico de potência é uma característica do motor e definido como o peso de combustível consumido por unidade de potência por unidade de tempo.
ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base
Peso do Combustível: 18000 Quilograma --> 18000 Quilograma Nenhuma conversão necessária
Peso da aeronave: 1001 Newton --> 1001 Newton Nenhuma conversão necessária
Coeficiente de elevação: 1.1 --> Nenhuma conversão necessária
Coeficiente de arrasto: 0.5 --> Nenhuma conversão necessária
Eficiência do rotor: 3.33 --> Nenhuma conversão necessária
Coeficiente de perda de energia: 2.3 --> Nenhuma conversão necessária
Consumo de combustível específico de energia: 0.6 Quilograma / Hora / Watt --> 0.000166666666666667 Quilograma / segundo / Watt (Verifique a conversão aqui)
ETAPA 2: Avalie a Fórmula
Substituindo valores de entrada na fórmula
R = 270*GT/Wa *CL/CDr*(ξ)/c --> 270*18000/1001 *1.1/0.5*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Avaliando ... ...
R = 490849318.681318
PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída
490849318.681318 Metro -->490849.318681318 Quilômetro (Verifique a conversão aqui)
RESPOSTA FINAL
490849.318681318 490849.3 Quilômetro <-- Gama de Aeronaves
(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

Créditos

Criado por Kaki Varun Krishna
Instituto de Tecnologia Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad
Kaki Varun Krishna criou esta calculadora e mais 25+ calculadoras!
Verificado por Abhinav Gupta
Instituto de Defesa de Tecnologia Avançada (DRDO) (DIAT), pune
Abhinav Gupta verificou esta calculadora e mais 8 calculadoras!

25 Design preliminar Calculadoras

Velocidade na resistência máxima dada a resistência preliminar para aeronaves movidas a hélice
Vai Velocidade para máxima resistência = (Relação de elevação para arrasto com resistência máxima*Eficiência da Hélice*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase Loiter/Peso da Aeronave no Final da Fase Loiter))/(Consumo de combustível específico de energia*Resistência de Aeronaves)
Resistência preliminar para aeronaves movidas a hélice
Vai Resistência de Aeronaves = (Relação de elevação para arrasto com resistência máxima*Eficiência da Hélice*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase Loiter/Peso da Aeronave no Final da Fase Loiter))/(Consumo de combustível específico de energia*Velocidade para máxima resistência)
Velocidade para maximizar o alcance dado o alcance para aeronaves a jato
Vai Velocidade na relação máxima entre sustentação e arrasto = (Gama de Aeronaves*Consumo de combustível específico de energia)/(Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro))
Alcance ideal para aeronaves a jato em fase de cruzeiro
Vai Gama de Aeronaves = (Velocidade na relação máxima entre sustentação e arrasto*Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave)/Consumo de combustível específico de energia*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro)
Alcance ideal para aeronaves movidas a hélice em fase de cruzeiro
Vai Gama de Aeronaves = (Eficiência da Hélice*Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave)/Consumo de combustível específico de energia*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro)
Resistência Preliminar para Aeronaves a Jato
Vai Resistência de Aeronaves = (Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro))/Consumo de combustível específico de energia
Elevação máxima sobre o arrasto
Vai Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave = Fração de massa de pouso*((Proporção de aspecto de uma asa)/(Área molhada de aeronaves/Área de Referência))^(0.5)
Peso preliminar de decolagem construído para aeronaves tripuladas
Vai Peso de decolagem desejado = Carga transportada+Peso vazio operacional+Peso do combustível a ser transportado+Peso da tripulação
Peso do Combustível dado o Peso de Decolagem
Vai Peso do combustível a ser transportado = Peso de decolagem desejado-Peso vazio operacional-Carga transportada-Peso da tripulação
Peso da carga útil dado o peso de decolagem
Vai Carga transportada = Peso de decolagem desejado-Peso vazio operacional-Peso da tripulação-Peso do combustível a ser transportado
Peso da tripulação dado o peso de decolagem
Vai Peso da tripulação = Peso de decolagem desejado-Carga transportada-Peso do combustível a ser transportado-Peso vazio operacional
Peso vazio dado o peso de decolagem
Vai Peso vazio operacional = Peso de decolagem desejado-Peso do combustível a ser transportado-Carga transportada-Peso da tripulação
Peso preliminar de decolagem acumulado para aeronaves tripuladas com combustível e fração de peso vazio
Vai Peso de decolagem desejado = (Carga transportada+Peso da tripulação)/(1-Fração de Combustível-Fração de Peso Vazio)
Fração de Combustível dada Peso de Decolagem e Fração de Peso Vazio
Vai Fração de Combustível = 1-Fração de Peso Vazio-(Carga transportada+Peso da tripulação)/Peso de decolagem desejado
Fração de Peso Vazio dado Peso de Decolagem e Fração de Combustível
Vai Fração de Peso Vazio = 1-Fração de Combustível-(Carga transportada+Peso da tripulação)/Peso de decolagem desejado
Peso da carga útil dado combustível e frações de peso vazio
Vai Carga transportada = Peso de decolagem desejado*(1-Fração de Peso Vazio-Fração de Combustível)-Peso da tripulação
Peso da Tripulação dado Combustível e Fração de Peso Vazio
Vai Peso da tripulação = Peso de decolagem desejado*(1-Fração de Peso Vazio-Fração de Combustível)-Carga transportada
Peso do Combustível dada a Fração do Combustível
Vai Peso do combustível a ser transportado = Fração de Combustível*Peso de decolagem desejado
Peso de Decolagem dada a Fração de Combustível
Vai Peso de decolagem desejado = Peso do combustível a ser transportado/Fração de Combustível
Fração de combustível
Vai Fração de Combustível = Peso do combustível a ser transportado/Peso de decolagem desejado
Coeficiente de Fricção Winglet
Vai Coeficiente de fricção = 4.55/(log10(Número de Reynolds do Winglet^2.58))
Peso de Decolagem dada a Fração de Peso Vazio
Vai Peso de decolagem desejado = Peso vazio operacional/Fração de Peso Vazio
Peso vazio dado a fração de peso vazio
Vai Peso vazio operacional = Fração de Peso Vazio*Peso de decolagem desejado
Fração de Peso Vazio
Vai Fração de Peso Vazio = Peso vazio operacional/Peso de decolagem desejado
Faixa de design dado incremento de faixa
Vai gama de design = Incremento de alcance da aeronave+Faixa harmônica

Faixa de vôo do helicóptero Fórmula

Gama de Aeronaves = 270*Peso do Combustível/Peso da aeronave *Coeficiente de elevação/Coeficiente de arrasto*Eficiência do rotor*(Coeficiente de perda de energia)/Consumo de combustível específico de energia
R = 270*GT/Wa *CL/CD*ηr*(ξ)/c
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!